摘要:变形机翼作为未来飞机设计的重要发展方向之一，其机翼面内变形的研究已得到广泛的关注。本文分别从变展长、变掠角、变弦长、组合变形四个方面进行分析，阐述面内变形机翼的国内外研究现状，归纳总结变形机理及优缺点，分析其发展趋势。针对该领域的研究现状以及变形机翼的应用要求，提出变形机翼亟待解决的关键技术，包括变形蒙皮技术、变形机构、智能驱动器、传感器及控制网络，阐述各关键技术的应用要求，分析其现存问题，并对未来发展方向进行归纳；以期为面内变形机翼的设计和应用实现提供部分参考。

摘要:外燃波转子利用端口启闭触发形成的非定常压力波来进行高效能量转换，具有广泛的应用前景。本文分析了外燃波转子内部流场的典型结构，回顾了国内外性能试验的重要成果，总结了其用于燃气轮机增压的优势与挑战。指出在端口渐开渐闭、转静间隙泄漏、离心力与科氏力加速、固体壁面传热等的影响下，流场结构呈现多维特征，且形成的泄漏损失占比最大；在模型试验条件下，可以获得15%~30% 的压力收益，以及70%~85% 的压缩效率；与燃气轮机联合使用时，具有通流自冷却、稳态性能突出、动态响应优异、尺寸效应不明显等优点，但需要攻克紧凑式总体结构设计、高性能外燃波转子设计、宽工况波系结构控制、低损失过渡段设计、复合损失抑制等难题。

摘要:民用飞机航电系统引入人工智能/机器学习技术会带来可信性、不确定性和可解释性等问题，有必要通过有效的符合性方法向公众与利益攸关方证实智能航电系统的适航安全性。首先，分析了智能航电系统的等级分类和应用现状，阐述了现有指南和标准的适用性；然后，基于对当前研究成果的梳理，总结了包含可信度分析、安全性评估、安全风险缓解和认证/批准活动的智能航电系统认证框架实施流程及其技术细节；最后，给出智能航电系统在全生命周期各个阶段的符合性验证要求及实现方法建议，评估了符合性验证对现有适航体系的影响，为民用飞机智能航电系统的设计与认证提供了参考依据。

摘要:后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点，以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象，首先建立结构有限元模型，并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态，采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力；然后使用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换，建立两种构型机翼的气动弹性模型，并在建模时考虑了变弯度后缘与常规舵面控制带宽的差异；最后利用线性高斯二次型方法设计控制律进行颤振主动抑制，分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明：采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%，其提升效果优于常规舵面，所需舵面偏转峰值更小。

摘要:MOEA/D-DE 算法易于实现，被广泛应用于处理多目标优化问题，但其超参数CR 和F 对算法性能影响较大。基于MOEA/D-DE 算法框架、利用Sobol 全局灵敏性分析方法对差分进化算子中的交叉控制参数CR进行改进，使用莱维飞行策略控制比例因子F，使算法中的超参数拥有自适应能力，得到超参数自适应的MOEA/D-DE 算法——MOEA/D-DEAH 算法；对MOEA/D-DEAH 算法、不同超参数设置的MOEA/D-DE算法和NSGAII 算法进行函数测试和翼型气动隐身优化算例对比。结果表明：MOEA/D-DEAH 算法性能良好，具有较强的鲁棒性，气动隐身优化效果也比其他算法更好。

摘要:民用飞机突风载荷的准确重建对于飞行安全具有十分重要的意义。基于随机优化算法，提出一种突风动载荷重建方法。首先，基于频域气弹耦合方程，建立一个突风动载荷时域分析模型，其次，引入Hicks-Henne 型函数进行突风速度场的参数化建模，在此基础上，基于随机优化算法对各型函数参数进行迭代寻优，使得优化目标值与测量值一致，最终得到重建后的突风速度及对应的动态响应及载荷。最后，以GTA 模型经历1-cos 形状突风为例进行数值仿真。结果表明：本文提出的突风动载荷重建方法可有效实现突风速度场的识别，进而完成突风动载荷的重建；针对本文算例，过载最大误差为3.5%，载荷最大误差不超过1%。

摘要:传统防空火控算法中的轨迹预测模型无法对复杂的无人机蜂群进行有效地轨迹预测，而现有针对无人机机动轨迹的预测研究通常只考虑单个无人机，且模型量级过大。为了准确且快速地预测无人机蜂群轨迹，本文提出一种面向蜂群的轨迹预测方法。在获得蜂群轨迹后，首先基于DBSCAN 对其进行聚类，判断出蜂群中各个无人机的类别；然后基于分形算法，判断无人机轨迹是简单轨迹还是复杂轨迹；最后，采用卡尔曼滤波进行简单轨迹的预测，用基于LSTM 网络的方法进行复杂轨迹的预测。结果表明：本文提出的无人机蜂群轨迹预测方法的预测误差远远小于纯采用卡尔曼滤波方法预测的误差，且预测时间小于仅采用LSTM 网络方法预测的时间，可以较为准确地预测蜂群中不同集群无人机的轨迹，为反无人机蜂群火控解算提供基础。

摘要:航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题，为此，提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性，结合大气条件的客观规律，通过两种划分方法将飞行包线划分为65 个区域，用每个区域对应标称点的参数代替其周围小偏差区域和边界点参数。通过对该发动机全包线内各区域标称点与边界点参数的对比，证明两种方法均对全飞行包线划分有效，可为后续航空发动机控制器设计提供理论基础。

摘要:月球探测在完成“绕落回”三步走后，从单点短期探测向建设月面基础设施的月球科研站长期探测转变，给月球探测任务的规划论证、总体设计、系统研制和在轨探测等提出了更高要求。本文采用基于模型的系统工程（MBSE）思想，提出适宜的基于模型的月球科研站系统分析正向流程，以系统模型作为载体依次深入剖析任务总体、任务使命需求和任务应用场景。通过开展基于模型的月球科研站任务分析，初步实现了月球科研站任务分析过程正向化、设计要素定义全量化、设计要素之间的关联表达显性化、月球科研站工程总体单位下发的研制要求有源化。

摘要:高效精确地确定多种飞机构型的颤振边界在飞机设计过程中具有重要意义。为了提高计算效率和计算结果的准确性，针对亚声速和跨声速两种马赫数区域，提出分别采用线性和非线性方法进行非定常气动力分析。非线性分析在引入精确的定常气动力的基础上，采用高效率跨声速小扰动方程进行求解；颤振求解统一采用g 法。对大型飞机的梁架—减缩刚度组合模型的空机及三种典型燃油构型进行涵盖飞行包线的全马赫数变高度颤振分析，结果表明：四种构型的颤振边界与颤振试飞边界一致，与其他分析方法相比，效率有明显提高，尤其是对多种飞机构型能够高效地获得准确的颤振边界，即说明本文采用的方法是目前适用于工程上的一种高效精确的预测大型飞机颤振边界的方法。

摘要:通过改进加载方式减小数值模拟与试验结果误差对于提高仿真准确性具有一定意义。本文探究复合材料层合板在不同形式雷击电流下的烧蚀损伤特性，改进Braginskii 电弧半径扩展公式，建立适用于雷击过程的电弧扩展半径数值模型；基于ABAQUS 建立CFRP 层合板有限元模型，分析不同电流加载方式下的烧蚀损伤情况。结果表明：建立的有限元模型能够模拟CFRP 层合板雷击烧蚀损伤；扩展移动加载造成的损伤面积、损伤深度和损伤体积与试验结果对比误差均约为7%，较其他加载方式仿真结果与试验结果对比具有良好的一致性，模拟复合材料雷击烧蚀损伤时应同时考虑电流扩展和移动的影响。

摘要:随着多电飞机的发展，关于航空变压整流器（TRUs）的结构改进及故障诊断的研究日益增多，但缺少关于不同类别变压整流器典型故障模式特点及影响的研究。基于TRUs 结构分析，对TRUs 进行零部件失效模式及影响分析（FMEA）及故障树分析（FTA），确定了TRUs 的典型故障模式。之后，利用Simulink 建立典型TRUs 的仿真模型，分析比较了不同故障模式下的TRUs 的电信号特点；并定义了8 种TRUs 详细的故障类别。结果表明：TRUs 的硬故障对系统影响较大，其中高脉冲TRUs 在故障模式下的稳定性更好，可靠性相对较低；并为后续航空变压整流器故障诊断及定位研究提供了依据。

摘要:民用飞机承载的零部件种类繁多、数量庞大，需要对飞机产品进行明确的分类，才能建立高效的飞机产品全生命周期技术管控机制。采用系统工程方法识别飞机产品分类相关利益攸关方，在分析总结关键利益攸关方需求的基础上，提出一种适用于民用飞机领域的基于产品来源的产品分类方案以及用以区分定制件和设备的判定准则，实现对民用飞机产品进行统一、规范及多维度的分类和定义，对某型号飞机产品分类案例进行验证。结果表明：基于产品来源的民用飞机分类方案，便于设计人员在实际工作中快速判定产品类别，保证产品分类的准确性和有效性，为民用飞机产品设计和技术管理提供了基础，较好地满足了民用飞机项目应用需求。

摘要:国内某军用飞机主机厂C 发动机装机后存在间隙尺寸超差、装机一次合格率低的问题，为了解决该问题，引入六西格玛质量管理模式的DMAIC 方法对发动机装机流程进行研究。运用多元回归分析、机理分析等确定影响间隙尺寸的关键因子及其影响程度，采用线性拟合得出关键因子最优参数范围，并制定详细控制计划。通过对控制图进行分析，发现改善后的间隙尺寸处于工序稳定状态，发动机装机一次合格率由改善前的65.2% 提升至95%，表明基于六西格玛DMAIC 方法的质量控制对减小生产流程变异，提高生产效率有积极作用。

摘要:航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位，长期服役于高温、高载等极端环境，疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展，发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状，对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述，包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术，并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。

摘要:如何确定冲击载荷的等效静载对飞机结构的强度设计和验证具有重要意义。基于经典冲击载荷时域曲线后峰锯齿波、单自由度冲击动响应理论和位移等效原则，建立冲击载荷动态缩放系数求解公式；基于三角函数不等式关系，推导出动态缩放系数与冲击载荷作用时间、结构固有频率乘积的函数关系。建立求解冲击载荷等效静载方法的实施流程；以简化拦阻钩系统的冲击和缩比模型的水上迫降为例，对所提方法的有效性进行验证。结果表明：拦阻冲击载荷动态缩放系数的理论估计值与仿真计算值的相对误差小于4%，水上迫降等效静压与选用的设计压力相对误差为0.9%，所建立的动态缩放系数的理论计算公式精度较高，所提方法可供工程相关应用参考。

摘要:模块化可重构无人机设计工况复杂、约束多样，需要根据不同设计思想的特点研究适用的优化方法才能得到最优方案。本文开展针对多模型的同步优化方法研究，给出不同构型机翼翼根弯矩约束方法，提出多构型机翼结构前后梁弯矩比例约束下的同步优化技术，并以某模块化可重构无人机机翼为对象进行应用验证。结果表明：与文献中模块化机翼优化结果相比，本文多构型机翼结构同步优化方法在解决整机翼更换的模块化可重构机翼结构优化问题时具有很高的适用性和收敛性，以及广阔的工程推广价值。

摘要:民用飞机全机静力试验中由于加载方案复杂，为了简化试验加载数量，传统的配平方案主要保证考核区的加载准确性，对于非考核区的载荷简化到若干加载点上。对于飞机机身这种薄壁结构，非考核区的配平对考核区影响较大。以某飞机前机身严重工况为例，基于飞机全机有限元模型，研究静力试验的载荷配平方案；通过对比分析态载荷与传统试验态配平载荷方案下的内力解，对传统全机静力试验载荷配平方案进行优化。结果表明：优化后的试验态内力解与分析态内力解基本吻合；对于飞机机身薄壁结构，圣维南原理并不适用，全机静力试验的载荷配平要与真实工况受力情况吻合，才能达到试验验证目的。

摘要:失效率、平均失效率、平均剩余寿命决定了结构的寿命分布和可靠度，在机械产品的可靠性研究中具有非常重要的作用。基于可靠性度量的基本指标，推导寿命分布为两参数威布尔分布时疲劳可靠性系数与可靠度的关系，提出基于疲劳可靠性系数计算结构失效率和平均失效率的方法，并给出相应的计算过程，形成不同寿命度量指标下较为简便的计算方法。利用已有的整体搭接壁板结构疲劳寿命试验数据，采用本文所提方法与传统积分方法对整体搭接壁板结构进行疲劳平均失效率计算和误差分析。结果表明：所推导的计算公式形式简单，便于计算，且具有高度准确性，对机械结构的FMECA 以及维修决策的制定具有指导意义。

摘要:含孔金属结构的孔边裂纹监测对于保障飞行安全，增强飞机结构可靠性具有重要意义。为实现对孔边裂纹扩展的监测，进行含有孔边角裂纹的含孔铝合金板疲劳加载试验，得到含孔铝合金板试验件的a-N 曲线以及孔边裂纹扩展过程中光纤光栅应变传感器中心波长偏移量；利用包络分析法、BP 神经网络等损伤识别算法对试验数据进行处理与分析；建立能够以光纤光栅应变传感器中心波长偏移量识别孔边裂纹扩展的监测模型，并通过试验对监测模型进行验证。结果表明：此监测模型可有效识别出孔边角裂纹的扩展与穿透，对孔边角裂纹扩展长度监测的准确度达到了97.2%，未来可应用于全机地面疲劳试验、飞机结构健康监测等多种场景。